CA2994912C

CA2994912C - Turbomachine rotor blade

Info

Publication number: CA2994912C
Application number: CA2994912A
Authority: CA
Inventors: Roger Felipe MONTES PARRA; Prasaad COJANDE
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2015-08-11
Filing date: 2016-08-05
Publication date: 2023-10-17
Anticipated expiration: 2036-08-05
Also published as: US10801516B2; US20180231017A1; JP2018527504A; CN108138574B; CN108138574A; WO2017025684A1; JP6921804B2; BR112018002793B1; FR3040071A1; CA2994912A1; EP3334905B1; RU2018108196A; BR112018002793A2; RU2727823C2; FR3040071B1; EP3334905A1; RU2018108196A3

Abstract

The invention relates to the field of turbomachine rotor blades and notably to a turbomachine rotor blade comprising a blade root and a blade tip which are separated by a blade height (h), and at least one intermediate portion (112a), having a negative tangential inclination, and a distal portion (112b), situated between the intermediate segment (112a) and the blade tip, having a positive tangential inclination, in which the distal portion (112b) extends over at most 30% of the said blade height (h).

Description

AUBE DE ROTOR DE TURBOMACHINE
Arrière-pian de l'invention La présente invention concerne le domaine des aubes de turbomachine, et plus particulièrement celui des aubes de rotor de turbomachine,.
On entend par turbomachine, dans le présent contexte, toute machine dans laquelle peut s'opérer un transfert d'énergie entre un écoulement de fluide et au moins un aubaqe, comme, par exempie, un compresseur, une pompe, une turbine, ou bien une combinaison d'au moins deux de ceux-ci, Dans la description qui suitõ les termes "amont" et "aval" sont définis par rapport au sens de circulation normal du fluide à
travers la turbomachine.
Une telle turbomachine peut comprendre plusieurs étages, chaque étage comportant normalement deux aubages, à savoir un aubage moblie et un aubage de redressement. Chaque aubage comporte une pluralité
d'aubes décalées les unes des autres en une direction latérale.
Typiquement, ces aubes sont arrangées radialement autour d'un axe central A. Ainsi, un tel aubage forme un rotor, quand îl s'agit d'un aubage mobile, ou un stators quand il est un aubage de redressement. L'extrémité
proximale de chaque aube par rapport à l'axe central A est normalement dénommée pied d'aube, tandis que l'extrémité distale est normalement dénommée tete d'aube La distance entre le pied et la tête d'aube est connue comme hauteur d'aube. Entre le pied et la tête d'aube, l'aube est formée par un empilement de profils aérodynamiques sensiblement perpendiculaires à un axe radial Z. On entend par sensiblement perpendiculaire e dans ce contexte, que le plan de chaque profil peut présenter un angle proche de 90 , par exemple entre 60 et 120 , par rapport à l'axe radiai Z.
La géométrie des. aubes fait itobjet d'efforts de corice)tion trés importants afin d'optimiser le comportementaérodynamique des aubes et donc d'augmenter le rendement des ensembles rotatifs, tels que. ies .compresseurs. soufflantes ou turbines, dont elles font partie< C'est ainsi que les ingénieurs aérodynamiciens proposent. des lois d'empilage des .profils aérodynamiques optimisées du point: de vue aérodynamique, Toutefois, ces bis d'empilage ne sont pas nécessairement optimisées, ni même acceptables, du point de vue mécanique. Par exemple, des lois d'empilages particulièrement efficaces du point de vue aérodynamique ont été proposées dans lesquelles une part importante de l'aube se trouve en porte-à-faux par rapport au reste de l'aube. Cette masse importante en porte-à-faux est dès lors très sensible aux forces centrifuges issues de la rotation du rotor et entraine une flexion importante de la partie haute de la pale, ce qui se traduit. par une sollicitation mécanique importante en milieu de pale avec un niveau de contraintes statiques trop élevé au point de vol Red Une õ c'est-à-dire le point: de vol d'urgence. Dès lors, de telles aubes ne disposent que d'une très faible marge dynamique et résistent mal en fatigue, en cas d'impact ou en cas de pompage de l'ensemble rotatif, TURBOMACHINE ROTOR BLADE
Background of the invention The present invention relates to the field of blades of turbomachine, and more particularly that of the rotor blades of turbomachine,.
By turbomachine we mean, in the present context, any machine in which a transfer of energy can take place between a fluid flow and at least one channel, such as, for example, a compressor, pump, turbine, or a combination of at least two of these, In the description which followsõ the terms "upstream" and "downstream" are defined in relation to the normal direction of circulation of the fluid at through the turbomachine.
Such a turbomachine can include several stages, each stage normally comprising two blades, namely a moblie blade and a straightening blade. Each blade comprises a plurality blades offset from each other in a lateral direction.
Typically, these blades are arranged radially around an axis central A. Thus, such a blade forms a rotor, when it is a blade mobile, or a stator when it is a straightening blade. The end proximal of each blade relative to the central axis A is normally called the blade root, while the distal end is normally called blade head The distance between the root and the blade head is known as dawn height. Between the foot and the head of the dawn, the dawn is formed by a stack of aerodynamic profiles substantially perpendicular to a radial axis Z. By substantially perpendicular e in this context, that the plane of each profile can present an angle close to 90, for example between 60 and 120, by relative to the radial Z axis.
The geometry of. blades are the subject of very hard work important in order to optimize the aerodynamic behavior of the blades and therefore to increase the efficiency of rotating assemblies, such as. ies .compressors. blowers or turbines, of which they are a part< This is how that aerodynamic engineers propose. stacking laws .aerodynamic profiles optimized from the point of view: from an aerodynamic point of view, However, these stacking encores are not necessarily optimized, or even acceptable, from a mechanical point of view. By example, particularly effective stacking laws from the point of view aerodynamics have been proposed in which a significant part of the blade is cantilevered from the rest of the blade. This large cantilever mass is therefore very sensitive to forces centrifugal forces resulting from the rotation of the rotor and causes bending significant of the upper part of the blade, which results. by one significant mechanical stress in the middle of the blade with a level of static stresses too high at the flight point Red A õ i.e.
the point: emergency flight. Therefore, such blades only have one very low dynamic margin and poorly resist fatigue in the event of an impact or in the event of pumping of the rotating assembly,

2.0 A
l'inverse, d'autres bis .d'empilage optimisées du point de mécanique ont été proposées par des ingénieurs mécaniciens mais n'ont pu être retenues en raison de leurs performances aérodynamiques trop faibles, 11 existe donc un réel besoin pour une aube bénéficiant à la fois de bonnes propriétés aérodynamiques et de bonnes propriétés mécaniques.
Objet et résumé de, l'invention Le présent exposé concerne une aube de rotor de turbomachine .comportant un pied d'aube et une tête d'aube séparées par une hauteur d'aube, ainsi .qu'au moins un tronçon intermédiaire présentant une inclinaison tangentielle. négative, et un tronçon distal, situé entre le sedment intermédiaire et la tête d'aube, présentant une inclinaison tangentielle positive, dans lequel le tronçon diStal s'étend sur au plus 30%
de ladite hauteur d'aube.

Une telie configuration permet de réduire fortement la masse de.
l'aube située en porte-a-faux, et donc de réduire la flexion de la partie haute de Taube et du même coup le niveau de contraintes statique, tout en préservant de bonnes propriétés aérodynamiques.
De plus, les gains en tenue mécanique ainsi obtenus permettent d'alléger la structure de l'aube et notamment de réduire son épaisse-ur, améliorant ainsi ses propriétés aérodynamiques.
En outre, cette ioi d'empilage laisse une liberté de conception quant à la géométrie de l'aube dans la direction axiale, ce qui permet d'optimiser librement l'aube dans cette direction pour optimiser ses propriétés aérodynamiques et/ou mécaniques en fonction des besoins d'espèce.
Dans certains modes de réalisation, ledit tronçon distal est directement adjacent à ladite tête d'aube.
Dans certains modes de réalisation*. ledit tronçon distal est directement adjacent audit tronçon intermédiaire Dans certains modes de réalisation, la jonction entre ledit tronçon intermédiaire et ledit tronçon distal se situe à un niveau compris entre 7:5 et 80% de la hauteur de l'aube à partir du pied d'aube..
Dans certains modes de réalisation, ledit tronçon (listel s'étend sur au plus 25 % de la hauteur d'aube. On réduit encore ainsi ia masse en porte-à-faux, Dans certains modes de réalisation, ledit .tronçon distal s'étend sur au moins 5. % de la hauteur d'aube.
Dans. certes modes de réalisation, ledit tronçon distal s'étend sur au moins 15 % de la hauteur d'aube.

Dans certains modes de réalisation, la r_-:,rojectiori dans un plan radial de la ligne traversant les centres de gravités de chaque tranche tangentielle de l'aube est en forme de gamma La courbe représentant la coordonnée tangentielle, al.-)pelée yGõ du centre de gravite de chaque tranche de l'aube en fonction de la cote le long de l'aube présente ainsi un segment montant sensiblement rectiligne, apportant une raideur accrue à
la partie inférieure de l'aube, et un segment subhorizontal, ne laissant qu'une faible masse en porte-à-faux. De plus, la courbure prononcée à
l'inter-face entre te segment intermédiaire et le segment distal de l'aube permet de casser le trajet d'effort entre la partie haute et la partie basse de l'aube, aboutissant dès lors à réduire l'importance des contraintes générées, dans la partie basse de la pale, par la flexion de la partie haute de l'aube Dans certains modes de réalisation, la projection dans un plan radial de la ligne traversant les centres de gravités de chaque tranche tangentielle de l'aube possède au niveau du tronçon intermédiaire de l'aube un segment sensiblement rectiligne, Autrement dit la courbe de la coordonnée tangentielle yG en fonction de la cote possède une dérivée seconde sensiblement nulle au niveau de ce segment. Ceci traduit une raideur plus importante du tronçon intermédiaire de l'aube, renforçant ainsi sa tenue mécanique.
Dans certains modes de réalisation, ledit segment sensiblement rectiligne s'étend sur au moins 30% de la hauteur d'aube, de préférence sur au moins 40% de la hauteur d'aube, de préférence. encore sur au moins 50% de la hauteur d'aubeµ
Dans certains modes de réalisation, ledit segment: sensiblement:
rectiligne s'étend au moins jusqu'à un niveau situé à 50%, de préférence 55%, de préférence 60%, de préférence .encore 05%, de la hauteur de l'aube à partir du pied d'aube.
Dans certains modes de réalisation, ledit segment sensiblement rectiligne s'étend au moins à partir d'un niveau situé au plus à 30%, de préférence .20%. de la hauteur dé l'aube à partir du pied d'aube, Dans certains modes de réalisation, ia différence entre. les coordonnées tangentielles du centre de gravité de la tranche de l'aube située en tête d'aube d'une part et du centre de gravité de la tranche de 5 l'aube à l'interface entre le tronçon intermédre et le tronçon distal d'autre part est supérieure à 150%, .de préférence 180%, de: la différence entre es coordonnées tangentielles du centre de gravité de la tranche de l'aube située en pied d'aube d'une part et du centre de gravité de la tranche de l'aube, à l'interface entre le tronçon intermédiaire et le tronçon distal d'autre part. Une telle aube présente une flèche importante en tête d'aube et bénéficie de bonnes propriétés mécaniques, notamment en termes de contraintes statiques" et aéronautiques Dans d'autres modes de réalisation, la différence entre les coordonnées tangentielles du centre de gravité de la tranche de l'aube située en tête d'aube d'une part et du centre de gravité de la tranche de l'aube à l'interface entre le tronçon intermédiaire et le tronço1. distal d'autre part est comprise entre 100 et 150%, de préférence entre 110%
et 140%, de la différence entre les coordonnées tangentielles du centre de gravité de la tranche de l'aube située en pied d'aube d'une part: et du centre de gravité de la tranche de l'aube à l'interface entre le tronçon intermédiaire et le tronçon distal d'autre part. Une telle aube présente en tête d'aube une flèche moins prononcée que dans le .cas précédent, ce c.pi = facilite son intégration dans le module de turbomachine tout en préservant de bonnes propriétés mécaniques et aérbnautiques. En particulier, ceci permet d'augmenter la distance entre l'aube du rotor et l'aube du stator située en amont:, au niveau du sommet des aubes.
Dans cerMins modes de réalisation, l'épaisseur de l'aube est en tout point inférieure à 8% de la hauteur d'aube, de préférence 6%. Cette épaisseur réduite offre de bonnes propriétés aérodynamiques à l'aube Dans certains modes de réalisation, l'épaisseur du tronçon distal est inférieur à 5% de le hauteur d'aube, de préférence 3%, Le présent exposé concerne en outre un disque d'aubes monobloc comportant .une pluralité d'aubes selon l'un quelconque des modes de réalisations précédents, Un tel disque d'aubes monobloc présente les avantages de robustesse et: simplicité. Toutefois( alternativement, des aubes suivant le présent exposé peuvent aussi être des aubes à fixation individuelle, par exemple avec un organe de fixation en pied de sapin sous le pied d'aube.
Le présent: exposé concerne en outre un rotor .comportant une pluralité d'aubes selon l'un quelconque des modes de réalisation précédents.
Le présent exposé concerne en outre une turbomachine comprenant un. disque ou un rotor selon l'un des modes de réalisations précédents, Les caractéristiques et. avantages précités, ainsi que d'autres, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, d'exemples de réalisation de l'aube proposée. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés.
Brève description des dessins.
L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, d'un mode .de réalisation .25. représenté
à titre d'exemple non iimitatif. La description se réfère aux.
dessins annexés sur lesquels la figure 1. est une coupe longitudinale schématique d'une turbomachine ;
la figure 2A est une vue schématique en perspective d'un rotor de turbomachine ---- la figure 2B est une vue schématique en perspective d'un détail du rotor de la figure .2A ;
la figure 2C est une vue en coupe transversale d'une des, aubes du rotor de la figure 2A dans le plan IiC1iC représenté sur la figure 2.0A
conversely, other stacking options optimized from the point of mechanics were proposed by mechanical engineers but did not could be retained because of their aerodynamic performance too weak, There is therefore a real need for a blade benefiting from both good aerodynamic properties and good mechanical properties.
Purpose and summary of the invention This presentation concerns a turbomachine rotor blade .comprising a blade root and a blade head separated by a height blade, as well as at least one intermediate section having a tangential inclination. negative, and a distal section, located between the intermediate sedment and the blade head, presenting an inclination positive tangential, in which the diStal section extends over at most 30%
of said blade height.

Such a configuration makes it possible to greatly reduce the mass of.
the blade located in a cantilever, and therefore reduce the bending of the part high Taube and at the same time the static stress level, all while preserving good aerodynamic properties.
In addition, the gains in mechanical strength thus obtained allow to lighten the structure of the blade and in particular to reduce its thickness, thus improving its aerodynamic properties.
In addition, this stacking principle leaves design freedom as to to the geometry of the blade in the axial direction, which makes it possible to optimize freely the blade in this direction to optimize its properties aerodynamic and/or mechanical depending on the needs of the species.
In certain embodiments, said distal section is directly adjacent to said blade head.
In certain embodiments*. said distal section is directly adjacent to said intermediate section In certain embodiments, the junction between said section intermediate and said distal section is located at a level between 7:5 and 80% of the blade height from the blade root.
In certain embodiments, said section (listel extends over at most 25% of the blade height. We thus further reduce the mass in cantilevered, In certain embodiments, said distal section extends over at least 5% of the blade height.
In. certainly embodiments, said distal section extends over at least 15% of the blade height.

In some embodiments, the r_-:,projection in a radial plane of the line crossing the centers of gravity of each slice tangential of the blade is in the form of gamma The curve representing the tangential coordinate, al.-) peeled yGõ from the center of gravity of each slice of the dawn as a function of the dimension along the dawn thus presents a substantially straight rising segment, providing increased stiffness to the lower part of the blade, and a subhorizontal segment, leaving only a small cantilever mass. In addition, the pronounced curvature at the interface between the intermediate segment and the distal segment of the blade allows you to break the force path between the upper part and the lower part of dawn, resulting in reducing the importance of the constraints generated, in the lower part of the blade, by the bending of the upper part of dawn In some embodiments, the projection in a radial plane of the line crossing the centers of gravity of each slice tangential of the blade has at the level of the intermediate section of the blade a substantially rectilinear segment, in other words the curve of the tangential coordinate yG as a function of the dimension has a derivative second substantially zero at this segment. This translates a greater stiffness of the intermediate section of the blade, reinforcing thus its mechanical strength.
In certain embodiments, said segment substantially rectilinear extends over at least 30% of the blade height, preferably on at least 40% of the blade height, preferably. still on minus 50% of the blade heightµ
In certain embodiments, said segment: substantially:
rectilinear extends at least to a level located at 50%, preferably 55%, preferably 60%, preferably 05% again, of the height of dawn from the dawn base.
In certain embodiments, said segment substantially rectilinear extends at least from a level located at most 30%, from preferably .20%. of the height of the blade from the blade root, In some embodiments, the difference between. THE
tangential coordinates of the center of gravity of the blade edge located at the blade head on the one hand and the center of gravity of the edge of 5 the blade at the interface between the intermediate section and the distal section on the other hand is greater than 150%, preferably 180%, of: the difference between the tangential coordinates of the center of gravity of the slice of the blade located at the base of the blade on the one hand and the center of gravity of the slice of the dawn, at the interface between the intermediate section and the section distal on the other hand. Such a blade has a large arrow at the head blade and benefits from good mechanical properties, particularly in terms of static constraints" and aeronautical In other embodiments, the difference between the tangential coordinates of the center of gravity of the blade edge located at the blade head on the one hand and the center of gravity of the edge of the blade at the interface between the intermediate section and the section1. distal on the other hand is between 100 and 150%, preferably between 110%
and 140%, of the difference between the tangential coordinates of the center of gravity of the blade section located at the base of the blade on the one hand: and of the center of gravity of the blade section at the interface between the section intermediate and the distal section on the other hand. Such a dawn presents in blade head a less pronounced arrow than in the previous case, this c.pi = facilitates its integration into the turbomachine module while preserving good mechanical and aeronautical properties. In particular, this allows you to increase the distance between the rotor blade and the stator blade located upstream:, at the level of the top of the blades.
In certain embodiments, the thickness of the blade is in all point less than 8% of the blade height, preferably 6%. This Reduced thickness provides good aerodynamic properties to the blade In certain embodiments, the thickness of the distal section is less than 5% of the blade height, preferably 3%, This presentation further relates to a one-piece blade disc comprising a plurality of blades according to any one of the modes of previous achievements, such a monobloc blade disc presents the advantages of robustness and: simplicity. However (alternatively, blades according to this presentation can also be fixing blades individual, for example with a fixing member at the base of a fir tree under the foot of dawn.
The present: presentation also concerns a rotor comprising a plurality of blades according to any one of the embodiments previous ones.
This presentation further relates to a turbomachine comprising A. disk or a rotor according to one of the preceding embodiments, The characteristics and. aforementioned advantages, as well as others, will appear on reading the detailed description which follows, examples of realization of the proposed dawn. This detailed description refers in the accompanying drawings.
Brief description of the designs.
The invention will be well understood and its advantages will appear better, on reading the detailed description which follows, of an embodiment .25. represented as a non-limiting example. The description refers to.
annexed drawings in which Figure 1. is a schematic longitudinal section of a turbomachine;
Figure 2A is a schematic perspective view of a rotor turbomachine ---- Figure 2B is a schematic perspective view of a detail of the rotor of Figure .2A;
Figure 2C is a cross-sectional view of one of the blades of the rotor of Figure 2A in the plane IiC1iC shown in the figure

3:5 2B;

WO 2017/025683:5 2B;

WO 2017/02568

4 ia figure 3A illustre une aube de rotor présentant une 'flèche avant;
la figure 3B illustre une aube de rotor présentant une flèche arrière ;
la figure 3C illustre une aube de rotor présentant un angle d'inclinaison tangentielle négatif ;
la figure 3D illustre une aube de rotor présentant un angle d'inclinaison tangentielle positif ¨ la figure 4 illustre un exemple d'aube selon l'invention ;
¨ la figure 5 est un diagramme illustrant l'évolution, entre le pied et la tête d'aube, de l'inclinaison tangentielle d'une première aube selon l'invention ¨ la figure 6 est un diagramme: illustrant l'évolution, entre le pied et la tête d'aube, de l'inclinaison tangentielle d'une deuxième aube selon l'invention --- la figure 7 est un diagramme illustrant l'évolution( entre le pied et la tête d'aube, de l'inclinaison tangentielle d'une aube antérieure de référence, --- les figures BA .et: 8B illustrent les niveaux de (-::cintnirite statique du premier exemple d'aube les figures 9A et 9B illustrent les niveaux de contrainte statique du deuxième exemple d'aube, ¨ les figures 10A et 10B. illustrent les niveaux de contrainte statique (l'une aube antérieure classique.
Description detaillét.de leinvention La figure 1 montre un exemple illustratif de turbomachine, plus spétifiquement un turboréacteur axial 1 à double flux. Le turboréacteur 1 illustré comporte une soufflante 2, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, et une turbine basse pression 7. La soufflante 2 et le compresseur basse pression 3 sont reliés à la turbine basse pression 7 par un premier arbre de transmission 9, tandis que le compresseur haute pression 4 et la turbine haute. pression 6 sont reliés par un .deuxième arbre de transmission 10. Pi fonctionnement, Un écoulement d'air comprimé par les compresseurs basse et haute pression 3 et 4 alimente une combustion dans la chambre de combustion 5.; dont l'expansion des gaz de combustion entraîne les turbines haute et basse pression 6, 7. ,A travers les arbres 9 et: 10, les turbines 6, 7 actionnent ainsi la soufflante 2. et les compresseurs 3, 4, L'air propulsé par la soufflante 2 et les gaz de combustion sortant du turboréacteur 1 à travers une tuyère propulsive (non illustrée) en aval des. turbines 6, 7 exercent une poussée de réaction sur le turboréacteur 1 et, à travers luiõ sur un véhicule ou engin tel qu'un aéroplane (non illustré).
Chaque compresseur 3õ 4 et chaque turbine 6; 7 du turboréacteur 1 comportent plusieurs étages, chaque étage étant formé par un aubade fixe ou stator, et un aubade tournant ou rotor. Un rotor 11 de compresseur axial est illustré schématiquement sur la figure 2k Ce rotor 11 comporte une pluralité d'aubes 12 arrangées radialement autour de Faxe de rotation A du rotor 11, qui est sensiblement parallèle à la direction générale d'écoulement du .fluide de travail à travers le turboréacteur 1. Les aubes 12 peuvent être intégrées en une seule pièce au rotor 11, formant ainsi un disque d'aubes monobloc, ou bien elles peuvent être formées séparément et jointes au rotor par des moyens de fixation généralement connus dans l'état de la technique, tels que des fixations en pied de sapin.
Comme illustré en plus grand détail sur la figure 2B, chaque aube 12 présente un système de référence spatial avec trois axes orthogonaux X, Y
et Z. L'axe Xi est parallèle à l'axe de rotation A du rotor 11, l'axe Y est.
tangentiel à la direction de rotation R de Taube 12 autour de l'axe de rotation A; .et l'axe Z est un axe radial suivant une direction traversant l'axe de rotation A. Chaque aube 12 comporte un pied d'aube 13 et une tête d'aube 14 séparés par une hauteur d'aube h suivant la direction de Faxe radiai Z. Entre le pied d'aube. 13 et la tête d'aube 14, l'aube 12 comporte un empilement de profils aérodynamiques. 15 dans des plans perpendiculaires à l'axe radial Z; formant un bord d'attaque 16 en direction amont, un bord de fuite 17 en direction aval, un extrados 18 et un intrados 19. Dans un rotor de compresseur .ou de soufflante, le sens de rotation R en fonctionnement normal est tel que chaque aube 12 se déplace en direction de son intrados 19.

.9 Un tei profil 15 de l'aube 12 est illustré sur la figure 2C:. Chaque profii 15 présente une cordé C entre le bord d'attaque 16 et le bord de fuite 17 et un centre de gravité. CG défini comme le barycentre géométrique -du profil 15. Dans le domaine, des aubes de turbomachine, !Inclinaison de 'la .iigne traversant les centres de grawité CG des profils 15 successifs par rapport à l'axe radial Z est utilisée pour définir la flèche et l'inclinaison bngentielle d'une aube 12. Ainsi, quand en direction de la tête d'aube 14 cette ligne 20 présente une inclinaison -1 en direction amont dans le pian X4 comme illustré-sur la figure 3A, l'aube 12 présente une flèche avant.
Par contre, quand cette ligne 20 présente une inclinaison en direction aval surle. même plan, comme illustré sur la figure 3B, l'aube 12 présente une flèche arrière. De manière simreõ l'inclinaison tangentielle est définie par l'inciinaison de cette ligne 20 par rapport à l'axe radial Z dans le plan .YZ. Ainsi, quand en direction de la tête d'aube 14 la ligne 20 est:
inclinée vers llextra.dos 18 (et donc en sens opposé au sens de rotation R
du rotor), l'aube 12 présente une inciinaison tangentielle = négative comme illustré sur la figure 3C. Par contre, quand cette inclinaison est en direction de l'intrados 19 (et donc dans le sens de rotation R du rotor)!
l'aube 12 présente une inclinaison tangentielle j positive, comme illustre sur la figure 3Dµ A part la flèche et l'inclinaison tangentielle, ies aubes de turbomachines présentent générale,ment des géométries complexes avec des profils 15 dont Vangle d'attaque, la cambrureõ l'épaisseur et la corde C
peuvent aussi varier le long de l'axe Z.
.)î-;
La fiuure 4 montre une aube 112 suivant un premier mode de réalisation de l'invention et permettant de pallier cet inconvénient des aubes en flèche avant. Cette aube 112 comogite aussi un pied d'aube 113, une tête d'aube 114, un bord d'attaque 117, un bord de fuite 116, un intrados 118 et un extrados 119 et est aussi formée par un empilement de profils aérodynamiques 115 sur la hauteur d'aube h entre le pied d'aube 113 et la tête d'aube 114.
La figure 5 illustre la loi yG de cette aube 112, c'est-à-dire l'évolution de la coordonnée tangentielle yG. du centre de gravité CG le long de l'axe radia i Z. Sur a figure 5, iiae des absOsses yG est gradué en millimètres.

L'inclinaison de cette courbe, c'es>à-dire la dérivée première du yG, correspond. à l'inclinaison tangentielle de l'aube ainsi, lorsque la courbe.
part vers la gauche, soit les yG négatifs,. la portion correspondante de l'aube est en ln.chnaso.n tangentielle négative et lorsque !a courbe part 4 Figure 3A illustrates a rotor blade having an arrow Before;
Figure 3B illustrates a rotor blade having an arrow back ;
Figure 3C illustrates a rotor blade having an angle negative tangential inclination;
Figure 3D illustrates a rotor blade having an angle positive tangential inclination ¨ Figure 4 illustrates an example of a blade according to the invention;
¨ Figure 5 is a diagram illustrating the evolution, between the foot and the blade head, the tangential inclination of a first blade according to the invention ¨ Figure 6 is a diagram: illustrating the evolution, between the foot And the blade head, the tangential inclination of a second blade according to the invention --- Figure 7 is a diagram illustrating the evolution (between the foot And the blade head, the tangential inclination of a front blade reference, --- THE
figures BA .and: 8B illustrate the levels of (-::static cintnirite of the first example of dawn Figures 9A and 9B illustrate the static stress levels of the second example of dawn, ¨ Figures 10A and 10B. illustrate static stress levels (one classic front blade.
Detailed description of the invention Figure 1 shows an illustrative example of a turbomachine, more specifically an axial turbojet 1 with double flow. The turbojet 1 illustrated includes a blower 2, a low pressure compressor 3, a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a turbine high pressure 6, and a low pressure turbine 7. The blower 2 and the low pressure compressor 3 are connected to the low pressure turbine 7 by a first transmission shaft 9, while the high compressor pressure 4 and the high turbine. pressure 6 are connected by a second shaft transmission 10. Pi operation, A flow of compressed air through low and high pressure compressors 3 and 4 supply combustion in the combustion chamber 5.; including the expansion of gases combustion drives the high and low pressure turbines 6, 7., Through the shafts 9 and: 10, the turbines 6, 7 thus operate the fan 2. and THE
compressors 3, 4, The air propelled by the blower 2 and the gases from combustion leaving the turbojet 1 through a propulsive nozzle (not shown) downstream of. turbines 6, 7 exert a reaction thrust on the turbojet 1 and, through it on a vehicle or machine such as a airplane (not shown).
Each compressor 3õ 4 and each turbine 6; 7 of turbojet 1 have several stages, each stage being formed by an aubade fixed or stator, and a rotating blade or rotor. A rotor 11 of axial compressor is illustrated schematically in Figure 2k This rotor 11 comprises a plurality of blades 12 arranged radially around The axis of rotation A of the rotor 11, which is substantially parallel to the direction general flow of the working fluid through the turbojet 1. The blades 12 can be integrated in one piece into the rotor 11, forming thus a disc of one-piece blades, or they can be formed separately and joined to the rotor by fixing means generally known in the state of the art, such as fir base fixings.
As illustrated in greater detail in Figure 2B, each blade 12 presents a spatial reference system with three orthogonal axes X, Y
and Z. The axis Xi is parallel to the axis of rotation A of the rotor 11, the axis Y is.
tangential to the direction of rotation R of Taube 12 around the axis of rotation A; .and the Z axis is a radial axis in a direction crossing the axis of rotation A. Each blade 12 comprises a blade root 13 and a blade head 14 separated by a blade height h following the direction of Fax radiai Z. Between the blade root. 13 and dawn head 14, dawn 12 comprises a stack of aerodynamic profiles. 15 in plans perpendicular to the radial axis Z; forming a leading edge 16 in upstream direction, a trailing edge 17 in the downstream direction, an upper surface 18 and a lower surface 19. In a compressor or fan rotor, the direction of rotation R in normal operation is such that each blade 12 is moves towards its intrados 19.

.9 A profile 15 of the blade 12 is illustrated in Figure 2C:. Each profile 15 has a chord C between the leading edge 16 and the trailing edge 17 and a center of gravity. CG defined as the geometric barycenter -du profile 15. In the field, turbomachine blades,! Inclination of the .iline crossing the centers of gravity CG of successive profiles 15 by relative to the radial Z axis is used to define the deflection and inclination bngential of a blade 12. Thus, when in the direction of the blade head 14 this line 20 has an inclination -1 in the upstream direction in the yaws X4 as illustrated in Figure 3A, the blade 12 has a forward arrow.
On the other hand, when this line 20 presents an inclination in the direction downstream surle. same plane, as illustrated in Figure 3B, the blade 12 presents a back arrow. Simreõ the tangential inclination is defined by the inclination of this line 20 relative to the radial axis Z in the .YZ plan. Thus, when in the direction of the blade head 14, line 20 is:
inclined towards the extra.dos 18 (and therefore in the opposite direction to the direction of rotation R
of the rotor), the blade 12 has a tangential inclination = negative as shown in Figure 3C. On the other hand, when this inclination is in direction of the lower surface 19 (and therefore in the direction of rotation R of the rotor)!
the blade 12 has a positive tangential inclination j, as illustrated in Figure 3Dµ Apart from the arrow and the tangential inclination, the blades of turbomachines generally have complex geometries with profiles 15 including Vangle of attack, camber, thickness and chord C
can also vary along the Z axis.
.)î-;
Figure 4 shows a blade 112 following a first mode of realization of the invention and making it possible to overcome this drawback of forward swept blades. This blade 112 also contains a blade foot 113, a blade head 114, a leading edge 117, a trailing edge 116, a intrados 118 and an extrados 119 and is also formed by a stack of aerodynamic profiles 115 on the blade height h between the blade root 113 and the blade head 114.
Figure 5 illustrates the yG law of this blade 112, that is to say the evolution of the tangential coordinate yG. of the center of gravity CG along the axis radia i Z. In Figure 5, iiae of absOsses yG is graduated in millimeters.

The inclination of this curve, i.e. the first derivative of yG, matches. to the tangential inclination of the blade thus, when the curve.
goes to the left, i.e. the negative yG,. the corresponding portion of the dawn is in negative tangential ln.chnaso.n and when the curve leaves

5 vers la droite, 'soit les yG positifs, la portion correspondant de l'aube est en inclinaison tangentielle po.sitive. La courbure de cette courbe, c'est-à-dire la dérivée seconde du yG, correspond quant à elle à la courbure de !aube dans la direction tangentielie.
10 Sur cette figure, on note alors que l'aube 112 présente un segment intermédiaire 112a en inclinaison tangentielle négative occupant environ 70% de la hauteur d'aube h jusqu'à une cote correspondant à environ 75% de la hauteur d'aube h. L'aube 112: présente egalem.ent un segment distzal 112b en inclinaison tangentielle positive s'étendant entre le segment intermédiaire 112e et la tête d'aube 114 et occupant ainsi environ .25% de la hauteur d'aube h.
On note également que le. segment intermédiaire 112e comprend un .segment sensiblement rectiligne 122e s'étendant à peu près entre les cotes correspondant à 15% et 70% de la hauteur d'aube te Le segment distai 112b comprend égaiement un segment sensiblement rectiligne 122b s'étendant à peu près à partir de la cote correspondant à 90% de la hauteur d'aube h jusqu'à la tête d'aube 114. La courbe du yG prend ainsi une forme en gamma La courbure de. l'aube est .alors concentrée dans une zone 122c restreinte .de leaube, principalement entre les cotes correspondant à 70% et 90% de ia hauteur d'aube h la courbe du yG
tourne ainsi de plus de 90 en moins de. 20% de la hauteur d'aube h, ce qui contribue à découpler les efforts s'exerçant sur le segment intermédiaire 112e et le segment dist& 112b de Faune 1.12õ
On note également que le .segment distal 112b s"étend fortement du côté des yG positifs 1..isou'à atteindre- environ 1. mm en tâte d'aube, sqit pratiquement autant, en valeur absofue, que la coordonnée atteinte du côté des yG négatifs à !Interface entre le segment intermédiaire 112e et le segment distal 112b.

li Les figures 8. et 813 sont des captures d'écran d'un logiciel de calcul de contraintes mécaniques : elles illustrent les niveaux de contrainte statique à l'extrados, respectivement l'intrados, de l'aube selon le premier exempie pour comparaison, les figures 1.0A et 10B illustrent pour leur part les niveaux de contrainte statique à l'extrados, respectivement l'intrados, d'une aube antérieure de référence dont la loi d'empilage yG, représentée sur la FIC:178, est en forme de S.
On note ainsi que le niveau de contrainte maximum à l'extrados de l'aube du premier exemple est de ,101 MPa lorsque ce niveau maximum est de 542 MPa pour l'aube de référence, soit une diminution de 26%. Du côté intrados, le niveau de contrainte maximum est de 368 MPa pour l'aube du premier exemple contre 457 MPa pour l'aube de référence, soit une diminution de 19%.
La figure 6 illustre la loi yG de d'un deuxième exemple d'aube. Sur cette figure, on note que cette deuxième aube présente sensiblement la même forme en gamma si ce n'est que son segment distal 212b s'étend moins loin que celui du premier exemple, atteignant environ 1,5 mm en tête d'aube, soit environ 30%, en valeur absolue, de la coordonnée atteinte du côté des yG négatifs à l'interface entre le segment.
intermédiaire 212a et le segment distal 212b.
Malgré cela, on retrouve la présence d'un segment intermédiaire 212a en inclinaison tangentielle négative, occupant environ 70% de la hauteur d'aube h jusqu'à une cote correspondant: à environ 75% de la hauteur d'aube h, et un seciment distal 212.ti en inclinaison tangentielle :positive s'étendant entre le segment intermédiaire 212a et. la tête d'aube et occupant ainsi environ 25% de la hauteur d'aube h.
Le segment intermédiaire 212a comprend également un segment sensiblement rectiligne 222a s'étendant: à peu près entre les cotes correspondant à 15% et 70% de la hauteur d'aube le segment distal 212b comprend également un segment sensiblement rectiligne 222b s'étendant à peu près à partir de la cote correspondant à. 90% de la hauteur d'aube h iusqu'à la tête d'aube 114. La courbure de l'aube est alors concentrée dans une zone 222c restreinte de l'aube, principalement entre les cotes correspondant à 70% et .90% de la --iauteur d'aube h ia courbe du ,,,fG tourne ainsi de plus de 9O en moins de 20% de la hauteur d'aube h, ce gui contribue. à découpler les efforts .s'exerçant sur le segment intermédiaire 212a et le segment (listai 212b de i'aubeµ
Les figures 9A et 9B sont à nouveau des captures d'écran d'un logiciel de calcul de contraintes mécaniques elles illustrent les niveaux de contrainte statique à l'extrados, respectivement l'intrados, de l'aube selon le deuxième exemple, On note ainsi que le niveau de contrainte ma.ximum à l'extrados de Vaube du deuxième exemple est de 401 MPa lorsque ce niveau maximum est de 542 frilpa pour l'aube de référence, soit une diminution de 260,10 Du côté intrados, le niveau de contrainte maximum est de 331 MPa pour l'aube du premier .exemple contre 457 MPa pour l'aube de référence, soit une diminution de 28%.
Les modes ou exemples de réalisation décrits dans le présent exposé
sont donnés à titre illustratif et non limitatif, une personne du métier pouvant facilement, au vu de cet exposé, modifier ces modes ou exemples de n.-zalisation, ou en envisager d'autre.s,. tout en restant dans la portée de De plus, les différentes caractéristiques de .ces modes ou exemples .25 de réalisation peuvent être utilisées seules ou être combinées entre ellesµ
Lorsqu'elles sont combinées, ces: caractéristiques peuvent l'être comme décrit di.-dessus ou différemment l'invention ne se limitant pas aux combinaisons spécifiques décrites dans le présent exposé. En particulier, sauf précision contraire, une caractéristique .décrite en relation avec un mode ou exe.mple de réalisation peut être appliquée de manière ana ogue à un autre mode ou exemple de réalisation. 5 towards the right, 'that is to say the positive yG, the corresponding portion of dawn is in po.sitive tangential inclination. The curvature of this curve, that is say the second derivative of yG, corresponds to the curvature of !dawn in the tangential direction.
10 Out this figure, we then note that the blade 112 has a segment intermediate 112a in negative tangential inclination occupying approximately 70% of the blade height h up to a dimension corresponding to approximately 75% of the blade height h. Dawn 112: also presents a segment distzal 112b in positive tangential inclination extending between the segment intermediate 112e and the blade head 114 and thus occupying approximately .25% of the blade height h.
We also note that the. intermediate segment 112e includes a .substantially rectilinear segment 122e extending approximately between the dimensions corresponding to 15% and 70% of the blade height te The segment distai 112b also includes a substantially rectilinear segment 122b extending approximately from the rating corresponding to 90% of the blade height h up to the blade head 114. The yG curve thus takes a gamma shape The curvature of. dawn is then concentrated in a restricted 122c zone .de leaube, mainly between the coasts corresponding to 70% and 90% of the blade height h the yG curve thus turns more than 90 in less than. 20% of the blade height h, this which helps to decouple the efforts exerted on the segment intermediate 112e and the distant segment 112b of Fauna 1.12õ
We also note that the distal segment 112b extends strongly from side of the positive yG 1..isou' to reach - approximately 1. mm at the tip of the blade, sqit practically as much, in absolute value, as the coordinate reached by the side of the negative yG to !Interface between the intermediate segment 112e and the distal segment 112b.

li Figures 8. and 813 are screenshots of calculation software mechanical constraints: they illustrate the stress levels static at the extrados, respectively the intrados, of the dawn according to the first example for comparison, Figures 1.0A and 10B illustrate for their part the static stress levels at the extrados, respectively the intrados, of a front reference blade whose stacking law yG, represented on FIC:178, is S-shaped.
We thus note that the maximum stress level at the extrados of the dawn of the first example is .101 MPa when this maximum level is 542 MPa for the reference blade, a reduction of 26%. Of on the intrados side, the maximum stress level is 368 MPa for the dawn of the first example compared to 457 MPa for the reference dawn, i.e.
a decrease of 19%.
Figure 6 illustrates the yG law of a second example of a blade. On this figure, we note that this second blade presents substantially the same shape in gamma except that its distal segment 212b extends less far than that of the first example, reaching approximately 1.5 mm in blade head, or approximately 30%, in absolute value, of the coordinate reached on the negative yG side at the interface between the segment.
intermediate 212a and the distal segment 212b.
Despite this, we find the presence of an intermediate segment 212a in negative tangential inclination, occupying approximately 70% of the blade height h up to a dimension corresponding to: approximately 75% of the blade height h, and a distal section 212.ti in tangential inclination :positive extending between the intermediate segment 212a and. the head of dawn and thus occupying approximately 25% of the blade height h.
The intermediate segment 212a also includes a segment substantially rectilinear 222a extending: approximately between the dimensions corresponding to 15% and 70% of the blade height distal segment 212b also includes a substantially rectilinear segment 222b extending approximately from the dimension corresponding to. 90% of the blade height h up to the blade head 114. The curvature of the blade is then concentrated in a restricted zone 222c of the dawn, mainly between the dimensions corresponding to 70% and .90% of the --iauthor of dawn h ia curve of ,,,fG thus turns by more than 9O in less than 20% of the height dawn h, this mistletoe contributes. to decouple the efforts exerted on the intermediate segment 212a and the segment (listai 212b of the dawnµ
Figures 9A and 9B are again screenshots of a mechanical stress calculation software they illustrate the levels of static stress at the extrados, respectively the intrados, of the blade according to the second example, We thus note that the maximum stress level at the extrados of Vaube of the second example is 401 MPa when this maximum level is 542 frilpa for the reference blade, a reduction of 260.10 From on the intrados side, the maximum stress level is 331 MPa for the dawn of the first example against 457 MPa for the reference dawn, i.e.
a decrease of 28%.
The embodiments or examples described in this presentation are given for illustrative and non-limiting purposes, a person skilled in the art being able to easily, in view of this presentation, modify these modes or examples of n.-zalization, or consider others. while remaining within range of In addition, the different characteristics of these modes or examples .25 of realization can be used alone or combined between theyµ
When combined, these: characteristics can be as described above or differently, the invention not being limited to specific combinations described in this presentation. Especially, unless otherwise specified, a characteristic described in relation to a mode or example of embodiment can be applied in an analogous manner to another mode or example of embodiment.

Claims

13

1. Compressor rotor blade comprising an extrados and an intrados, a blade root and a blade head separated by a blade height along the direction of a radial axis, at least one intermediate section presenting a negative tangential inclination towards the extrados, and a distal section, located between the intermediate section and the blade head, presenting a positive tangential inclination towards the intrados, in which the distal section extends over at most 30% of said blade height, and in which the projection in a radial plane of the line crossing the centers of gravity of each tangential section of the blade has at the level of the intermediate section of the blade a segment substantially rectilinear extending over at least 40% of the height dawn.

2. Blade according to claim 1, in which said distal section is directly adjacent to said blade head, and in which said distal section is directly adjacent to said intermediate section.

3. Blade according to claim 1 or 2, in which said distal section extends over a maximum of 25% of the blade height.

4. Blade according to any one of claims 1 to 3, in which said distal section extends over at least 5% of the blade height.

5. Blade according to any one of claims 1 to 4, in which said substantially rectilinear segment extends at least up to a level located at 50% of the blade height from the blade root.

6. Blade according to any one of claims 1 to 4, in which said substantially rectilinear segment extends at least up to a level located at 60% of the blade height from the blade root.
Date Received/Date Received 2023-01-11

7. Blade according to any one of claims 1 to 6, in which said substantially rectilinear segment extends from a level located at more than 30% of the height of the blade from the blade root.

8. Blade according to any one of claims 1 to 6, in which said substantially rectilinear segment extends from a level located at more than 20% of the height of the blade from the blade root.

9. Blade according to any one of claims 1 to 8, in which the projection in a radial plane of the line crossing the centers of gravity of each tangential section of the blade has at the level of the section distal to the blade a second substantially rectilinear segment.

10. Blade according to any one of claims 1 to 8, in which the projection in a radial plane of the line crossing the centers of gravity of each tangential section of the blade has at the level of the section distal of the blade a second segment extending from a level located at most 90% of the height of the blade from the blade root.

11. Blade according to claim 9 or 10, in which the projection in a radial plane cle the line crossing the centers of gravity of each tangential slice of the blade rotates by more than 900 in less than 20% of the height of dawn.

12. Blade according to any one of claims 1 to 11, in which the difference between the tangential coordinates of the center of gravity of the edge of the blade located at the head of the blade on the one hand and the center of gravity of the blade section at the interface between the intermediate section and the distal section on the other hand is between 100% and 150% of the difference between the tangential coordinates of the center of gravity of the slice of the blade located at the base of the blade on the one hand and the center of gravity from the edge of the blade to the interface between the intermediate section and the distal section on the other hand.

13. Blade according to any one of claims 1 to 11, in which the difference between the tangential coordinates of the center of gravity of the edge of the blade located at the head of the blade on the one hand and the center of Date Received/Date Received 2023-01-11 gravity of the blade section at the interface between the intermediate section and the distal section on the other hand is between 110% and 140% of the difference between the tangential coordinates of the center of gravity of the slice of the blade located at the base of the blade on the one hand and the center of gravity from the edge of the blade to the interface between the intermediate section and the distal section on the other hand.

14. Blade according to any one of claims 1 to 13, in which the thickness of the blade is at all points less than 8% of the height dawn.

15. Blade according to any one of claims 1 to 13, in which the thickness of the blade is at all points less than 6% of the height dawn.

16. One-piece blade disc comprising a plurality of blades following any one of claims 1 to 15.

17. Rotor comprising a plurality of blades according to any one of the claims 1 to 15.

18. Turbomachine comprising a disk according to claim 16 or a rotor according to claim 17.
Date Received/Date Received 2023-01-11